(57)【要約】【課題】公知のシリコーンエラストマによる接着方法の欠点を解決する、チタンベースの金属部品を接合する方法、及び該方法によって形成されるガスタービンコンプレッサノズルリングを提供する。【解決手段】チタンベースの金属部品１、３が、マグネシウムを含有し実質的にシリコンを含有しないアルミニウム合金を溶加材７として使用して、ろう付けされる。本発明は航空機用ガスタービンエンジンのコンプレッサノズルリングの内側シュラウド１にブレード３を接合する際に適用される。【選択図】      図１
2005121014.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
チタンベースの金属部品を接合する方法であって、マグネシウムを含有し実質的にシリコンを含有しないアルミニウム合金を溶加材として使用して、１×１０−２Ｐａ未満のガス圧化でろう付けを行うことを特徴とする、方法。
【請求項２】
アルミニウム合金が０．５から８質量パーセントのマグネシウムを含有する、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
アルミニウム合金が約５質量パーセントのマグネシウムを含有する、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
アルミニウム合金が０．３質量パーセント以下のシリコンを含有する、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
金属部品が５．５から６．７５質量パーセントのアルミニウムと３．５から４．５質量パーセントのバナジウムを含有するチタンベースの合金からなる、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
ろう付け中にろう付けされる部品が到達する最高温度は約６６０から６７０℃である、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
ろう付け中にろう付けされる部品が到達する最高温度は約６６０から６７０℃であり、ろう付けされる部品が約６６０から６７０℃の温度に暴露される時間は約１０分間である、請求項１に記載の方法。
【請求項８】
溶加材がろう付けされる部品間の０．８ｍｍ未満の幅を有する組立間隙又は隙間に侵入する、請求項１に記載の方法。
【請求項９】
溶加材がろう付けされる部品間の少なくとも０．０５ｍｍに等しい幅を有する間隙に侵入する、請求項１に記載の方法。
【請求項１０】
溶加材がろう付けされる部品間の０．８ｍｍ未満の幅を有する組立間隙又は隙間に侵入し、使用される溶加材の量が間隙の容積の１．５から２倍である、請求項１に記載の方法。
【請求項１１】
溶加材がろう付けされる部品間の少なくとも０．０５ｍｍに等しい幅を有する間隙に侵入し、使用される溶加材の量が間隙の容積の１．５から２倍である、請求項１に記載の方法。
【請求項１２】
アルミニウム合金がワイヤの形で供給される、請求項１に記載の方法。
【請求項１３】
アルミニウム合金がワイヤの形で供給される、ワイヤが約０．５から２．５ｍｍの直径を有する、請求項１に記載の方法。
【請求項１４】
金属部品が内側シュラウドとガスタービンコンプレッサノズルリングの複数のブレードであり、ブレードが周方向に分布し、内側シュラウドから外側シュラウドへ径方向に延伸し、各ブレードが内側シュラウドに形成された対応する穴を貫通する、請求項１に記載の方法。
【請求項１５】
金属部品が内側シュラウドとガスタービンコンプレッサノズルリングの複数のブレードであり、ブレードが周方向に分布し、内側シュラウドから外側シュラウドへ径方向に延伸し、各ブレードが内側シュラウドに形成された対応する穴を貫通し、ブレードの先端領域が内側シュラウドを越えて径方向内側へ突出する、請求項１に記載の方法。
【請求項１６】
アルミニウム合金がワイヤの形で供給され、金属部品が内側シュラウドとガスタービンコンプレッサノズルリングの複数のブレードであり、ブレードが周方向に分布し、内側シュラウドから外側シュラウドへ径方向に延伸し、各ブレードが内側シュラウドに形成された対応する穴を貫通し、ワイヤが内側シュラウドの内面と接触してブレードの外形に沿って配置される、請求項１に記載の方法。
【請求項１７】
アルミニウム合金がワイヤの形で供給され、金属部品が内側シュラウドとガスタービンコンプレッサノズルリングの複数のブレードであり、ブレードが周方向に分布し、内側シュラウドから外側シュラウドへ径方向に延伸し、各ブレードが内側シュラウドに形成された対応する穴を貫通し、ブレードの先端領域が内側シュラウドを越えて径方向内側へ突出し、ワイヤが内側シュラウドの内面と接触してブレードの外形に沿って配置される、請求項１に記載の方法。
【請求項１８】
チタンベースの内側シュラウドと、外側シュラウドと、周方向に分布し、内側シュラウドから外側シュラウドへ径方向に延伸する複数のチタンベースのブレードと、を含み、各ブレードが内側シュラウドに形成された対応する穴を貫通する、ガスタービンコンプレッサノズルリングであって、ブレードが、マグネシウムを含有し実質的にシリコンを含有しないアルミニウムベースのろう材によって内側シュラウドに取り付けられ、請求項１に記載の方法によって形成されることを特徴とする、ガスタービンコンプレッサノズルリング。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、特に、航空機用ガスタービンエンジンのコンプレッサノズルリングの内側シュラウド及びブレードのチタンベースの金属部品を接合する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
これまで、ノズルリングのチタン合金ブレードのチタン合金製内側シュラウドへの取り付けは、低加硫シリコーンエラストマ接着剤によって行われている。これらのエラストマの耐用期間はコンプレッサの動作温度が上昇すると短くなる。したがって、油煙を含む雰囲気において連続的に３００℃に近い温度で動作する新型コンプレッサの場合、シリコーンエラストマベースの接着剤は脆化し、有効な耐用期間を１００時間に制限する。
【０００３】
さらに、欧州特許出願公開第１１４８２０８号明細書は、ろう付けによりブレードをノズルリングの内側シュラウドへ接合する方法を開示するが、部品とろう材の構成材料については示していない。ろう材は、一般に、上記の環境で十分に長い耐用期間を有する。しかし、従来技術は、どのような溶加材を使用することがチタンベースの金属をろう付けするために適合しているかを教示していない。
【特許文献１】欧州特許出願公開第１１４８２０８号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明の目的は、このギャップを埋め、したがって、公知のシリコーンエラストマによる接着方法の欠点を解決することである。
【０００５】
機械製作又は電気的なろう付け用として市販されているアルミニウム合金は、意外にもチタンベースの金属のろう付けに適していることがわかった。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、特に、冒頭に記載されたタイプの方法を対象とするものであり、マグネシウムを含有し、実質的に（事実上）シリコンを含有しないアルミニウム合金を溶加材として使用して、１×１０−２Ｐａ未満のガス圧化でろう付け（ソルダリング）を行う方法を提供する。
【０００７】
本発明による方法によって実現された接合の機械的特性、物理的特性及び化学的特性は、接着接合を改善するものである。さらに、ろう付けは、材料と実施の両面に関して接着よりも安価である。
【０００８】
溶加材にシリコンが存在することは、ろう材を使用できる温度を下げ、ろう材の耐食性を低下させる点で不利である。
【０００９】
本発明の任意的、補完的、又は、代替的な特徴を以下に列挙する。
・  アルミニウム合金は０．５から８質量パーセントのマグネシウムを含有する。
・  アルミニウム合金は約５質量パーセントのマグネシウムを含有する。
・  アルミニウム合金は０．３質量パーセント以下のシリコンを含有する。
・  金属部品は５．５から６．７５質量パーセントのアルミニウムと３．５から４．５質量パーセントのバナジウムを含有するチタンベースの合金からなる。
・  ろう付け中にろう付けされる部品が到達する最高温度は約６６０から６７０℃である。
・  ろう付けされる部品が約６６０から６７０℃の温度に暴露される時間は約１０分間である。
・  溶加材は０．８ｍｍ未満の幅の組立間隙すなわちろう付けされる部品間の隙間に侵入する。
・  溶加材はろう付けされる部品間の少なくとも０．０５ｍｍの幅の間隙に侵入する。
・  上記間隙の容積の１．５から２倍の量の溶加材が使用される。
・  アルミニウム合金はワイヤの形で供給される。
・  ワイヤは約０．５から２．５ｍｍの直径を有する。
・  金属部品は、内側シュラウドと複数のガスタービンコンプレッサノズルリングブレードであり、ブレードは周方向に分布し、内側シュラウドから外側シュラウドへ径方向に延伸し、各ブレードは内側シュラウドに形成された対応する穴を貫通する。
・  ブレードの先端領域は内側シュラウドを越えて径方向内側へ突出する。
・  ワイヤは内側シュラウドの内面と接触させ、ブレードの外形に沿って配置される。
【００１０】
本発明は、また、チタンベースの内側シュラウドと、外側シュラウドと、周方向に分布し、内側シュラウドから外側シュラウドへ径方向に延伸する複数のチタンベースのブレードと、を含み、各ブレードが内側シュラウドに形成された対応する穴を貫通する、ガスタービンコンプレッサノズルリングであって、ブレードが、マグネシウムを含有し、実質的にシリコンを含有しないアルミニウムベースのろう材によって内側シュラウドに取り付けられ、特に上記の方法によって形成されることを特徴とするガスタービンコンプレッサノズルリングに関する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
本発明の特徴及び利点は、添付図面を参照して以下で詳細に説明される。
【００１２】
図２及び図３には、より明瞭にするため、シュラウド１及びブレード３が均一な厚さの平面プレートの形で概略的に示されている。
【００１３】
部分的に示されたノズルリング段は、従来通りに、共に固定された内側シュラウド１及び外側シュラウド２と、内側シュラウドから外側シュラウドへほぼ径方向に延伸する一連の整流（レクティファイング）ブレード３と、を含む。ブレード３は、ほぼ均等な形で周方向に分布する。内側シュラウド１は、穴４が開けられ、その穴の形状はブレードの外形に適合させられる。各穴はブレード３によって横切られ、ブレード３の一方の先端領域５は、穴４を越えて、それゆえに、シュラウド１の内面６を越えてエンジンの軸方向に突出する。ブレード３は、例えば、電子ビームソルダリング（はんだ付け）によって外側シュラウド２に固定される。
【００１４】
本発明によれば、ブレード３は、０．５から８質量パーセントのマグネシウムを含有し、実質的にシリコンを含有しないアルミニウム合金を溶加材として使用することにより形成されたろう材７によって内側シュラウド１に固定される。
【００１５】
有利的には、アルミニウム合金は、約２ｍｍの直径のワイヤとして実現される。
【００１６】
本発明の一実施形態は、ブレード及び内側シュラウドが６質量パーセントのアルミニウムと４質量パーセントのバナジウムを含有するチタンベースの合金である合金ＴＡ６Ｖで作られた航空機用ガスタービンエンジンコンプレッサノズルリングの段の内側シュラウドにブレードをろう付けする一例として以下に記載される。
【００１７】
ブレード３は、０．３５ｍｍの幅の組立間隙（ギャップ）又は隙間（クリアランス）９がブレードの表面と穴４の対向する表面との間でブレードの周りに残されるように、内側シュラウド１の壁に形成され、ブレードの横断面に適合した穴４に挿入される。各ブレードの先端領域５は、シュラウド１の内面６を越えてエンジンの軸方向に突出する。５質量パーセントのマグネシウムと０．３質量パーセント未満のシリコンを含有するアルミニウムベースの合金で作られ、２ｍｍの直径を有するワイヤ８は、図２に示されるように、領域５の周りでＵ字型に折り曲げられ配置されるので、領域５の両面、及び、シュラウドの面６と接触する。
【００１８】
このようにして得られた組立体は、圧力が１×１０−２Ｐａ未満まで減圧された真空加熱炉に配置される。次に、以下の加熱サイクルが実施される。
・  ２０℃から４００℃まで毎分７℃で引き上げ、
・  ４００℃で３０分間保持、
・  ６００℃まで毎分７℃で引き上げ、
・  ６００℃で１０分間保持、
・  ６６０℃まで毎分７℃で引き上げ、
・  ６６０℃から６７０℃の間で１０分間保持、
・  真空下で４００℃まで、次に、中性（ニュートラル）ガス下で冷却。
【００１９】
この処理中に、ワイヤ８を形成する金属は溶融し、毛管現象によって組立体の間隙又は隙間９に侵入し、金属は冷却後にろう材７を形成するため隙間を埋め、シュラウド及びブレードのそれぞれの各面に接続円弧（ジョイニング・ラジー）１０を形成する。
【００２０】
上記の実施例は限定されない例である。特に、溶加材は、ワイヤ以外の形、例えば、ストリップ、粉末又はペーストなどで実現可能であり、間隙９に入れることができ、好ましくは、シュラウド１の内側及び／又は外側に溢れるものである。ろう付けされる部品を形成するチタンベースの金属は、合金ＴＡ６Ｖの組成とは異なる組成でも構わない。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】本発明による方法により内側シュラウドに連結された１枚のブレードを示す、航空機用ガスタービンエンジンコンプレッサノズルリングの段の部分横断面図である。
【図２】ブレードを内側シュラウドへろう付けするために配置されたアルミニウム合金ワイヤを示す詳細断面図である。
【図３】ろう付け後に得られた組立体を表す図２に類似した詳細断面図である。
【符号の説明】
【００２２】
１  内側シュラウド
２  外側シュラウド
３  整流ブレード
４  穴
５  先端領域
６  内面
７  ろう材
８  ワイヤ
９  隙間
１０  接続円弧
【図１】
2005121014.tif 000003
【図２】
2005121014.tif 000004
【図３】
2005121014.tif 000005
【外国語明細書】
2005121014.tif 000006
2005121014.tif 000007
2005121014.tif 000008
2005121014.tif 000009
2005121014.tif 000010
2005121014.tif 000011
2005121014.tif 000012
2005121014.tif 000013
2005121014.tif 000014
2005121014.tif 000015
2005121014.tif 000016